RU2323137C1 - Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine - Google Patents
Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2323137C1 RU2323137C1 RU2006128785/11A RU2006128785A RU2323137C1 RU 2323137 C1 RU2323137 C1 RU 2323137C1 RU 2006128785/11 A RU2006128785/11 A RU 2006128785/11A RU 2006128785 A RU2006128785 A RU 2006128785A RU 2323137 C1 RU2323137 C1 RU 2323137C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flow
- nozzle
- plasma
- aircraft
- zones
- Prior art date
Links
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к реактивным двигателям летательных аппаратов с управляемыми соплами, обеспечивающими отклонение газовой струи с целями управления направлением движения летательных аппаратов путем создания управляемого вектора тяги и/или изменения эффективного критического сечения сопла при изменении режимов полета для повышения тяги.The invention relates to aircraft-rocket technology, in particular to jet engines of aircraft with controlled nozzles, providing a deflection of the gas stream with the aim of controlling the direction of movement of the aircraft by creating a controlled thrust vector and / or changing the effective critical section of the nozzle when changing flight modes to increase thrust .
Широко известны способы управления направлением движения летательных аппаратов с помощью механических устройств (рулей), обтекаемых газовым потоком или набегающим потоком воздуха. Рули при их повороте меняют поле скоростей и давление в потоке, при этом возникает сила, приложенная к рулям и препятствующая их повороту, для преодоления которой требуются повышенные усилия, например, с помощью силовых гидроцилиндров. Вследствие этого известные конструкции имеют большой вес и габариты. Массогабаритные ограничения не позволяют повышать поворачивающую силу и тем самым ограничивают скорость поворота летательного аппарата, что критически важно для ряда приложений.Widely known methods for controlling the direction of movement of aircraft using mechanical devices (rudders), streamlined by a gas stream or an incoming air stream. When turning them, the rudders change the velocity field and the pressure in the flow, and there is a force applied to the rudders and preventing them from turning, to overcome which increased efforts are required, for example, using power hydraulic cylinders. As a result of this, the known structures have a large weight and dimensions. Oversized restrictions do not allow to increase the turning force and thereby limit the speed of rotation of the aircraft, which is critical for a number of applications.
Управление летательным аппаратом можно также обеспечить с помощью поворотного реактивного сопла, если управлять вектором тяги путем поворота вытекающей из него газовой струи на требуемый угол, в различных направлениях и с высокими скоростями.The control of the aircraft can also be achieved using a rotary jet nozzle, if you control the thrust vector by turning the gas jet flowing from it to the desired angle, in various directions and at high speeds.
Известны плоские реактивные сопла [DE 3327385], которые обеспечивают изменение вектора тяги по тангажу и по курсу. Однако изменение вектора тяги в таких соплах осуществляется как за счет изменения положения подвижных створок, так и за счет изменения положения всего корпуса плоского сопла относительно одной из осей двигателя. При этом поворачивающая сила прикладывается к подвижным створкам или к подвижному корпусу сопла, поэтому эти конструкции должны быть достаточно прочными. Движение ими требует повышенных усилий, вследствие чего известные конструкции имеют большой вес и габариты.Known flat jet nozzles [DE 3327385], which provide a change in the thrust vector in pitch and course. However, a change in the thrust vector in such nozzles is carried out both by changing the position of the movable flaps, and by changing the position of the entire housing of the flat nozzle relative to one of the axes of the engine. In this case, a turning force is applied to the movable flaps or to the movable body of the nozzle; therefore, these structures must be sufficiently strong. Their movement requires increased efforts, as a result of which the known structures have a large weight and dimensions.
Известны осесимметричные сопла, обеспечивающие управление вектором тяги [RU №2117812]. В таком сопле поворот газового потока осуществляется в дозвуковой части сопла. При этом ось качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя повернута относительно оси симметрии точек крепления двигателя и зафиксирована между горизонтальной и вертикальной осями поперечного сечения двигателя. Поворот оси качания сопла позволяет иметь, кроме вертикальной, еще и горизонтальную составляющую вектора тяги, что существенно повышает маневренность летательного аппарата. В таких соплах отклонение направления тяги зависит только от геометрического угла отклонения и точно согласуется с ним. Поворот потока не сопровождается изменением расхода и существенными дополнительными потерями, равнодействующая сил давления на стенку сопла расположена в дозвуковой части сопла и проходит через центр сферы вращения. Однако такое сопло не обеспечивает всеракурсности управления вектором тяги и имеет небольшие угловые скорости изменения направления тяги (30 град/с).Axisymmetric nozzles are known that provide thrust vector control [RU No. 211,17812]. In such a nozzle, gas flow is rotated in the subsonic part of the nozzle. In this case, the axis of swing of the nozzle in the plane of the cross section of the engine is rotated relative to the axis of symmetry of the engine mount points and fixed between the horizontal and vertical axes of the cross section of the engine. The rotation of the swing axis of the nozzle allows you to have, in addition to the vertical, also the horizontal component of the thrust vector, which significantly increases the maneuverability of the aircraft. In such nozzles, the deviation of the thrust direction depends only on the geometric angle of deviation and is exactly consistent with it. The rotation of the flow is not accompanied by a change in flow rate and significant additional losses, the resultant of the pressure forces on the nozzle wall is located in the subsonic part of the nozzle and passes through the center of the sphere of rotation. However, such a nozzle does not provide all-round control of the thrust vector and has small angular velocities of change in thrust direction (30 deg / s).
Известны осесимметричные сопла с отклоняемым вектором тяги, причем вектор тяги отклоняется за счет поворота сверхзвуковых створок сопла [RU 2142571], [RU 2168047]. Такие сопла описаны также в международных заявках №92/03648, №92/03649. В [RU 2168047], например, сопло с отклоняемым вектором тяги содержит сходящиеся створки, расходящиеся створки и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы. Каждый параллелограммный механизм между ведомым рычагом и тягами створок содержит второе звено в виде второго ведомого рычага, установленного опорой вращения на рычаге-качалке, шарнирно закрепленном на сводящейся створке, и тяг второго звена, причем последние закреплены на рычаге сферическими шарнирами. В соплах таких конструкций воздействие на газовый поток более существенное, что выражается в уменьшении расхода и дополнительных потерях на отклонение потока от осевого направления. Фактический угол отклонения направления тяги зависит от степени понижения давления в сопле и отличается от геометрического угла отклонения сверхзвуковой части. Равнодействующая сил давления на стенки сопла расположена внизу по потоку за критическим сечением сверхзвуковой части сопла. На форсированном режиме работы эффективность отклонения вектора тяги снижается. Хотя такое сопло может быть всеракурсным, главным его недостатком являются низкие угловые скорости изменения направления тяги. Для российских разработок угловые скорости составляют 30 град/с, для зарубежных 40-80 град/с.Axisymmetric nozzles with a deflected thrust vector are known, and the thrust vector deviates due to the rotation of the supersonic nozzle flaps [RU 2142571], [RU 2168047]. Such nozzles are also described in international applications No. 92/03648, No. 92/03649. In [RU 2168047], for example, a nozzle with a deflected thrust vector contains converging flaps, diverging flaps and a control ring with a suspension in the form of multi-link loops folding in radial planes, kinematically connected with rods of diverging flaps through parallelogram mechanisms. Each parallelogram mechanism between the follower arm and the leaf rods contains a second link in the form of a second follower arm mounted by a rotation support on the rocking arm pivotally mounted on the folding leaf, and the second link rods, the latter being fixed to the arm with spherical hinges. In nozzles of such structures, the effect on the gas flow is more significant, which is expressed in a decrease in flow rate and additional losses in the deviation of the flow from the axial direction. The actual angle of deviation of the thrust direction depends on the degree of decrease in pressure in the nozzle and differs from the geometric angle of deviation of the supersonic part. The resultant of the pressure forces on the nozzle walls is located downstream of the critical section of the supersonic part of the nozzle. In forced operation, the thrust vector deflection efficiency is reduced. Although such a nozzle can be multifaceted, its main disadvantage is the low angular velocity of the change in thrust direction. For Russian developments, angular speeds are 30 deg / s, for foreign ones 40-80 deg / s.
Альтернативным механическим способом отклонения вектора тяги является газодинамический способ [Wing D.J., Guiliano V.J. Fluidic Thrust Vectoring of an Axisymmetric Exhaust Nozzle at Static Conditions// Proc. 1997 ASME Fluids Engineering Division Summer Meeting. 1997, 6 pp.(FEDSM97-3228)], при котором поле скоростей и давления газового потока меняют вдувом вторичного высоконапорного воздуха через ряд отверстий или щелей. Обычно вдув производят в сверхзвуковую часть, где меньше давление торможения и потому меньше потребное давление вдуваемого газа. При этом способе, в отличие от механических, поворачивающее усилие приложено к неподвижным элементам конструкции, что при приемлемых массогабаритных характеристиках обеспечивает большие поворачивающие усилия и высокую скорость перекладки вектора тяги. Сопла с газодинамическим управлением могут быть всеракурсными.An alternative mechanical method for deflecting the thrust vector is the gas-dynamic method [Wing D.J., Guiliano V.J. Fluidic Thrust Vectoring of an Axisymmetric Exhaust Nozzle at Static Conditions // Proc. 1997 ASME Fluids Engineering Division Summer Meeting. 1997, 6 pp. (FEDSM97-3228)], in which the field of velocities and pressure of the gas flow is changed by blowing secondary high-pressure air through a series of holes or slots. Typically, injection is made into the supersonic part, where the braking pressure is lower and therefore the required pressure of the injected gas is lower. In this method, unlike mechanical, a turning force is applied to the stationary structural members, which, with acceptable mass and size characteristics, provides large turning forces and a high speed of transfer of the thrust vector. Gas-dynamic nozzles can be multi-angle.
К недостаткам этого способа отклонения вектора тяги относится повышенный уровень потерь тяги, величина которого тем больше, чем больше угол отклонения вектора тяги. Это связано с тем, что отбор вторичного высоконапорного воздуха значительно снижает рабочее давление перед турбиной двигателя и тем самым снижает его мощность, а также с газодинамическими потерями при взаимодействии струй с потоком.The disadvantages of this method of deflection of the thrust vector include an increased level of thrust loss, the magnitude of which is greater, the greater the angle of deviation of the thrust vector. This is due to the fact that the selection of secondary high-pressure air significantly reduces the operating pressure in front of the engine turbine and thereby reduces its power, as well as gas-dynamic losses during the interaction of the jets with the flow.
Известна задача оптимизации газодинамических характеристик сопла для обеспечения энергетической эффективности реактивного двигателя летательного аппарата при изменении условий полета (давление окружающей среды, скорость полета, подача топлива и окислителя и др.). Отклонение газодинамического режима работы сопла от оптимального характеризуется степенью нерасчетности, которая однозначно зависит от отношения площадей выходного и критического (т.е. минимального) сечения сопла Fc/Fкр. Если Fс/Fкр больше оптимального значения для данных условий (что характерно, например, для режимов взлета и посадки), то в сопле формируется ударная волна, в которой тормозится выходящий поток, происходит отрыв потока от стенок сопла и другие явления, приводящие к снижению тяги относительно максимальной. Если Fc/Fкр меньше оптимального (что характерно, например, для режимов полета на большой высоте), то также имеется потеря тяги, связанная с тем, что работа расширения газа в значительной мере совершается вне двигателя и не дает вклад в ускорение летательного аппарата.The known problem of optimizing the gas-dynamic characteristics of a nozzle to ensure the energy efficiency of a jet engine of an aircraft with changing flight conditions (environmental pressure, flight speed, fuel and oxidizer supply, etc.). The deviation of the gas-dynamic mode of operation of the nozzle from the optimal one is characterized by the degree of non-design, which uniquely depends on the ratio of the areas of the outlet and critical (i.e., minimum) section of the nozzle F c / F cr . If F c / F cr is greater than the optimal value for these conditions (which is typical, for example, for take-off and landing modes), then a shock wave is formed in the nozzle, in which the outgoing flow is inhibited, the flow is separated from the nozzle walls and other phenomena leading to lower thrust relative to maximum. If F c / F cr is less than optimal (which is typical, for example, for high-altitude flight modes), then there is also a loss of thrust due to the fact that the gas expansion work is largely performed outside the engine and does not contribute to the acceleration of the aircraft .
Для того чтобы значение Fc/Fкр было близким к оптимальному при различных режимах работы двигателя, используют различные способы изменения геометрии сопла в полете, которые в основном реализуются на основе механических устройств. Подвижные элементы этих устройств, контактирующие с газовым потоком, изменяют площадь критического и выходного сечения сопла (см., например [Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. - М.: МАИ, 2003]). При этом на указанные подвижные элементы, как и на неподвижные стенки сопла, со стороны газового потока действуют силы, требующие для перемещения подвижных элементов повышенных усилий и, следовательно, их высокой прочности. Подвижные элементы не обеспечивают герметичность канала сопла, что приводит к утечкам газа через щели. Не полностью обеспечивается также гладкость стенок сопла, что также приводит к некоторой потере тяги. Высокие температуры газового потока требуют применения дорогостоящих жаропрочных материалов и охлаждения путем подачи относительно холодного воздуха в пристенные области газового потока. Вследствие этого известные механические управляемые конструкции таких сопел сложны, дороги, имеют большой вес и габариты, а тяга меньше, чем у неуправляемого сопла, работающего в оптимальном режиме.In order for the F c / F cr value to be close to optimal for various engine operating modes, various methods of changing the nozzle geometry in flight are used, which are mainly implemented on the basis of mechanical devices. The movable elements of these devices in contact with the gas flow change the area of the critical and outlet sections of the nozzle (see, for example, [Theory, design and design of aircraft engines and power plants. - M .: MAI, 2003]). In this case, the indicated moving elements, as well as the fixed walls of the nozzle, from the gas flow side are affected by forces requiring increased forces and, therefore, their high strength to move the moving elements. The movable elements do not ensure the tightness of the nozzle channel, which leads to gas leaks through the cracks. The smoothness of the nozzle walls is also not fully ensured, which also leads to some loss of traction. High temperatures of the gas stream require the use of expensive heat-resistant materials and cooling by supplying relatively cold air to the wall region of the gas stream. As a result of this, the known mechanical controlled designs of such nozzles are complex, expensive, have a large weight and dimensions, and thrust is less than that of an uncontrolled nozzle operating in the optimum mode.
Известен способ оптимизации сопла реактивного двигателя летательного аппарата, при котором в области критического сечения сопла с помощью азимутально-равномерного вдува сжатого газа из кольцевой щели обеспечивают силовое сжимающее воздействие на газовый поток, уменьшающее значения площадей поперечного сечения струек газового потока относительно невозмущенных значений ([Federspiel J., Bangert L., Wing D., Hawkes T. Fluidic Control of Nozzle Flow - Some Performance Measurements. - AIAA, 1995. - 8 pp]). В результате на газовый поток оказывается воздействие, близкое к воздействию путем уменьшения площади критического сечения до эффективного значения. Иными словами, происходит уменьшение эффективного критического сечения Fкр′, которое приводит к таким же параметрам потока на срезе сопла, как и в случае соответствующего уменьшения площади критического сечения. При этом сами стенки сопла остаются неподвижными, и нет необходимости применения подвижных элементов. Меняя расход и энтальпию вдуваемого воздуха, можно изменять направленную к оси симметрии потока составляющую сжимающей силы и тем самым управлять степенью сжатия струек потока, т.е. управлять площадью эффективного критического сечения Fкр′. Преимущества указанного способа - это возможность управления Fc/Fкр′ без применения механических устройств с подвижными элементами, что делает конструкции управляемых сопел легче, дешевле и надежнее.There is a method for optimizing the nozzle of a jet engine of an aircraft, in which, in the region of the critical section of the nozzle, using azimuthally uniform injection of compressed gas from the annular gap, a compressive force is exerted on the gas flow, which reduces the cross-sectional area of the gas flow jets relative to the unperturbed values ([Federspiel J ., Bangert L., Wing D., Hawkes T. Fluidic Control of Nozzle Flow - Some Performance Measurements. - AIAA, 1995. - 8 pp]). As a result, the gas flow is exposed to an effect close to the effect by reducing the critical section area to an effective value. In other words, there is a decrease in the effective critical cross section F cr ′, which leads to the same flow parameters at the nozzle exit as in the case of a corresponding decrease in the critical section area. In this case, the nozzle walls themselves remain motionless, and there is no need to use movable elements. By varying the flow rate and enthalpy of the blown air, it is possible to change the compressive force component directed to the axis of symmetry of the flow and thereby control the degree of compression of the flow jets, i.e. control the area of the effective critical section F cr ′. The advantages of this method are the ability to control F c / F cr ′ without the use of mechanical devices with moving elements, which makes the design of the controlled nozzles easier, cheaper and more reliable.
К недостаткам указанного способа относится необходимость значительных затрат энергии на формирование высокоэнтальпийного потока вдуваемого газа. Для подачи и требуемого сжатия вдуваемого газа необходимо предусмотреть соответствующие устройства. Кроме того, значительными являются газодинамические потери тяги в таком сопле по сравнению с тягой неуправляемого сопла, работающего в оптимальном режиме. Эти потери, очевидно, связаны с большой турбулентностью в зоне смешения вдуваемого газа и основного газового потока.The disadvantages of this method include the need for significant energy costs for the formation of a high-enthalpy flow of injected gas. Appropriate devices must be provided for the supply and required compression of the injected gas. In addition, the gas-dynamic thrust losses in such a nozzle are significant in comparison with the thrust of an uncontrolled nozzle operating in the optimum mode. These losses are obviously associated with great turbulence in the mixing zone of the injected gas and the main gas stream.
С другой стороны, для перспективного высотного гиперзвукового летательного аппарата в последнее время интенсивно исследуется магнитогазодинамический способ изменения газодинамики разреженного воздушного потока во входном устройстве двигателя (см., например, [Macheret S.O., Shneider M.N., Miles R.B. Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam lonization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.l. Pp.74-81], [Adamovich I.V., Rich J.W., Schneider S.J, Blankson I.M. Magnetogasdynamic Power Extraction and Flow Conditioning for a Gas Turbine // Proc. 34th Plasmadynamics and Laser Conference. Orlando, FL.: AIAA, 2003. 20 pp.(AIAA-2003-4289, NASA/TM-2003-212612)]). С помощью относительно легких сверхпроводящих магнитов во входном устройстве двигателя в носовой части гиперзвукового летательного аппарата создают поперечное относительно вектора скорости потока v магнитное поле В=3...10 Тл, а набегающий разреженный воздушный поток ионизируют с помощью электронного пучка, обеспечивая достаточную электропроводность σ. В ионизированном воздушном потоке - плазме - возникает электрическое поле, возбуждающее электрический ток, который при взаимодействии с поперечным магнитным полем вызывает тормозящую поток силу. В условиях, характерных для высотного гиперзвукового летательного аппарата, возникают также холловское поле и холловский ток. Это производят как для генерации электроэнергии, так и с целями оптимизации характеристик входного устройства на нерасчетных режимах: торможение и нагрев потока приводят к улучшению характеристик входного устройства при скоростях полета, превышающих расчетную. Проведенные многочисленные исследования показали принципиальную возможность интеграции в конструкцию летательного аппарата мощного (порядка мегаватт) источника ионизации и сверхпроводящих магнитов для генерации в больших объемах (порядка кубометров) постоянных магнитных полей большой интенсивности (до 10 Тл). Повышение электрической мощности на борту летательных аппаратов позволяет использовать современные энергоемкие устройства.On the other hand, for a promising high-altitude hypersonic aircraft, the magnetogasdynamic method of changing the gas dynamics of a rarefied air stream in the engine inlet has been intensively studied recently (see, for example, [Macheret SO, Shneider MN, Miles RB Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam lonization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.l. Pp. 74-81], [Adamovich IV, Rich JW, Schneider SJ, Blankson IM Magnetogasdynamic Power Extraction and Flow Conditioning for a Gas Turbine // Proc 34th Plasmadynamics and Laser Conference. Orlando, FL .: AIAA, 2003. 20 pp. (AIAA-2003-4289, NASA / TM-2003-212612)]). Using relatively light superconducting magnets in the engine input device, a magnetic field B = 3 ... 10 T transverse with respect to the flow velocity vector v is created in the bow of the hypersonic aircraft, and the incident rarefied air stream is ionized using an electron beam, providing sufficient electrical conductivity σ. In an ionized air stream - a plasma - an electric field appears that excites an electric current, which when interacting with a transverse magnetic field causes a drag force. Under conditions characteristic of a high-altitude hypersonic aircraft, a Hall field and a Hall current also arise. This is done both for power generation and for the purpose of optimizing the characteristics of the input device at off-design modes: braking and heating the flow lead to an improvement in the characteristics of the input device at flight speeds exceeding the calculated one. Numerous studies have shown that it is possible in principle to integrate a powerful (of the order of megawatts) ionization source and superconducting magnets into the aircraft structure to generate high-intensity permanent magnetic fields (up to 10 T) in large volumes (of the order of cubic meters). The increase in electrical power on board aircraft allows the use of modern energy-intensive devices.
Этот способ принят за прототип.This method is adopted as a prototype.
Но описанный способ не решает поставленные задачи управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла. Поток в описанном способе не поворачивается и не сжимается в радиальном направлении, а тормозится. Этот способ неприменим при средних и малых высотах, т.к. в плотном воздухе электроны слишком быстро прилипают к молекулам кислорода, и достаточную электропроводность при реальных уровнях мощности бортового источника ионизации (меньше нескольких мегаватт) обеспечить не удается.But the described method does not solve the tasks of controlling the thrust vector and the effective critical section of the nozzle. The flow in the described method does not rotate and is not compressed in the radial direction, but is inhibited. This method is not applicable at medium and low altitudes, because in dense air, electrons adhere too quickly to oxygen molecules, and it is not possible to provide sufficient electrical conductivity at real power levels of the onboard ionization source (less than a few megawatts).
Задача изобретения - создание способа всеракурсного управления вектором тяги с высокими скоростями изменения углов отклонения газовой струи и управления эффективным критическим сечением сопла без существенной потери тяги и при приложении поворачивающих и сжимающих поток сил к неподвижным относительно корпуса элементам конструкции. Решение указанной задачи позволит создать принципиально новый летательный аппарат, не имеющий механических органов управления при сохранении необходимого уровня маневренности и при высоких тяговых характеристиках в широком диапазоне режимов полета. Достижение указанной задачи осуществляется за счет использования магнитогазодинамического способа силового воздействия на плотную высокотемпературную струю отработанных газов.The objective of the invention is the creation of a method of all-aspect control of the thrust vector with high rates of change of the deflection angles of the gas stream and control of the effective critical section of the nozzle without significant loss of thrust and when applying the forces that rotate and compress the flow to structural elements that are stationary relative to the body. The solution of this problem will allow you to create a fundamentally new aircraft that does not have mechanical controls while maintaining the necessary level of maneuverability and with high traction characteristics in a wide range of flight modes. The achievement of this problem is achieved through the use of the magnetogasdynamic method of force action on a dense high-temperature jet of exhaust gases.
Сущность изобретения заключается в способе управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, при котором, как и в прототипе, с помощью магнитной системы в объеме сопла формируют область газового потока с магнитным полем, в которой с помощью, по крайней мере, одного источника ионизации создают, по крайней мере, одну плазменную зону потока, в которой формируют силы магнитогидродинамического взаимодействия, формируют силы отдачи, приложенные к магнитной системе, и управляют потоком, изменяя силы магнитогидродинамического взаимодействия. Этот способ отличается от прототипа тем, что:The essence of the invention lies in a method of controlling the flow in the volume of the jet nozzle of the aircraft engine, in which, as in the prototype, using the magnetic system in the volume of the nozzle, a gas flow region with a magnetic field is formed in which, using at least one ionization source create at least one plasma zone of the flow in which the magnetohydrodynamic interaction forces are formed, recoil forces applied to the magnetic system are formed, and the flow is controlled by changing the magnetohydrodynamic forces amicheskogo interaction. This method differs from the prototype in that:
- плазменные зоны в газовом потоке сопла создают в количестве не менее трех так, чтобы они одновременно занимали менее 70% сечения потока,- plasma zones in the gas stream of the nozzle are created in an amount of at least three so that they simultaneously occupy less than 70% of the cross section of the stream,
- плазменные зоны потока создают в окрестности критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата,- plasma zones of the flow create in the vicinity of the critical section of the nozzle of the jet engine of the aircraft,
- силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне прикладывают так, чтобы они поворачивали проходящую через данную плазменную зону часть газового потока в направлении к оси сопла,- the forces of magnetohydrodynamic interaction in each plasma zone are applied so that they rotate the part of the gas flow passing through the given plasma zone in the direction to the axis of the nozzle,
- управляют независимо электропроводностью различных плазменных зон потока,- control independently the electrical conductivity of the various plasma zones of the flow,
- управляют независимо значением силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне,- independently control the value of the force of the magnetohydrodynamic interaction in each plasma zone,
- управляют углом поворота и степенью сжатия газового потока в окрестности критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата- control the angle of rotation and the degree of compression of the gas stream in the vicinity of the critical section of the nozzle of the jet engine of the aircraft
- и управляют вектором тяги и/или эффективным критическим сечением сопла реактивного двигателя летательного аппарата.- and control the thrust vector and / or effective critical section of the jet engine nozzle of the aircraft.
Другими словами, в объеме реактивной газовой струи в окрестности критического сечения формируют магнитное поле, в объемах струи с магнитным полем создают повышенную ионизацию и формируют направленные к оси потока силы магнитогидродинамического взаимодействия магнитного поля и плазменного потока. В зависимости от необходимого направления отклонения газовой струи формируют азимутальную асимметрию сил магнитогидродинамического взаимодействия так, чтобы равнодействующая сила отклоняла газовый поток относительно оси симметрии сопла. Эта сила приложена к неподвижным относительно корпуса сверхпроводящим электромагнитам. Изменяя ее модуль и направление, управляют отклонением газовой струи и, следовательно, вектором тяги.In other words, a magnetic field is formed in the volume of the jet gas stream in the vicinity of the critical section, increased ionization is generated in the volume of the jet with the magnetic field and the magnetohydrodynamic forces of the magnetic field and the plasma stream are directed towards the flow axis. Depending on the required direction of deviation of the gas stream, an azimuthal asymmetry of the forces of the magnetohydrodynamic interaction is formed so that the resultant force deflects the gas flow relative to the axis of symmetry of the nozzle. This force is applied to the superconducting electromagnets stationary relative to the housing. By changing its modulus and direction, control the deviation of the gas stream and, therefore, the thrust vector.
Сжатие потока под действием сил магнитогидродинамического взаимодействия уменьшает эффективное критическое сечение, что позволяет оптимизировать газодинамику сопла при изменении режимов полета и избегать соответствующих потерь тяги.Compression of the flow under the influence of the forces of magnetohydrodynamic interaction reduces the effective critical section, which allows optimizing the gas dynamics of the nozzle when changing flight modes and avoiding the corresponding loss of thrust.
Повышенную ионизацию в реактивной газовой струе сопла создают с помощью, по крайней мере, трех источников ионизации.The increased ionization in the jet gas stream of the nozzle is created using at least three ionization sources.
Возможно также применение в реактивной газовой струе добавочных веществ, формирующих при температуре реактивной газовой струи атомарные положительные ионы, причем количество атомов добавочных веществ превышает необходимое количество свободных электронов. Это помогает поднять концентрацию плазмы без существенного повышения мощности источников ионизации.It is also possible to use additional substances in a reactive gas jet that form atomic positive ions at the temperature of the reactive gas jet, and the number of atoms of the additional substances exceeds the required number of free electrons. This helps to increase the plasma concentration without significantly increasing the power of ionization sources.
Изменять распределение сил магнитогидродинамического взаимодействия магнитного поля и плазменного потока можно путем изменения пространственного распределения степени ионизации в объемах газовой струи за счет повышения мощности источников ионизации и/или изменения интенсивности вдува добавочных веществ.The distribution of the forces of the magnetohydrodynamic interaction of the magnetic field and the plasma flow can be changed by changing the spatial distribution of the degree of ionization in the volumes of the gas stream by increasing the power of ionization sources and / or changing the intensity of injection of additional substances.
В системе управления вектором тяги в цепи обратной связи используют сигналы с датчиков обратной связи, однозначно зависящие от угла и направления отклонения газовой струи. Таким сигналом может быть, например, величина силы отдачи, возникающая при отклонении газовой струи и приложенная к магнитной системе.In the thrust vector control system, feedback signals are used in the feedback circuit, which uniquely depends on the angle and direction of deviation of the gas stream. Such a signal can be, for example, the magnitude of the recoil force arising from the deviation of the gas stream and applied to the magnetic system.
Угловую скорость перекладки всеракурсного вектора тяги регулируют в широком диапазоне преимущественно путем изменения концентрации электронов в плазменном образовании газовой струи. Следует отметить исключительно малую инерционность всех рабочих процессов, что позволяет в принципе выполнять перекладку тяги за времена менее миллисекунды. Эти времена могут быть даже значительно меньше времени установления квазистационарного распределения газодинамических параметров потока, т.к. нагрузки прикладываются к электромагнитам практически сразу же после изменения электропроводности потока. При этом ограничение на скорость перекладки тяги может уже накладывать прочность планера относительно практически ударного наложения и снятия нагрузок.The angular velocity of the cross-projection thrust vector is controlled in a wide range mainly by changing the concentration of electrons in the plasma formation of a gas jet. It should be noted the extremely low inertia of all work processes, which allows, in principle, to carry out the transfer of traction for times less than a millisecond. These times can even be much shorter than the time needed to establish a quasistationary distribution of the gas-dynamic parameters of the flow, since loads are applied to the electromagnets almost immediately after a change in the conductivity of the flow. At the same time, a restriction on the speed of transfer of thrust can already impose the strength of the airframe with respect to practically impact superposition and removal of loads.
Технический результат - способ всеракурсного управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей, позволяющий сочетать высокую маневренность летательного аппарата с высокой тяговой эффективностью для широкого диапазона режимов полета при отсутствии малонадежных движущихся механических частей.EFFECT: method for controlling the thrust vector and the effective critical cross section of the jet engine nozzle, which allows combining the high maneuverability of the aircraft with high thrust efficiency for a wide range of flight modes in the absence of unreliable moving mechanical parts.
Представленное изобретение может быть реализовано, в частности, в описываемом ниже устройстве.The presented invention can be implemented, in particular, in the device described below.
Известны (см. выше) механические устройства, реализующие способы управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата, обеспечивающие как управление вектором тяги, так и управление степенью нерасчетности, т.е. отношением Fc/Fкр. Они имеют силовые подвижные элементы, контактирующие с высокотемпературным газовым потоком, что, как указано выше, приводит к тяжелым малонадежным дорогостоящим конструкциям.Known (see above) are mechanical devices that implement methods of controlling the flow in the volume of the jet engine nozzle of the aircraft, providing both thrust vector control and control of the degree of non-design, i.e. the ratio of F c / F cr . They have movable power elements in contact with a high temperature gas stream, which, as indicated above, leads to heavy, unreliable, expensive structures.
Известны также газодинамические устройства, реализующие способы управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата (см. выше), также предназначенные для управления вектором тяги и/или эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей. Эти устройства более легкие и надежные, но, как указано выше, они используют значительные расходы газа высокого давления и потому приводят к значительной потере тяги.Gas-dynamic devices are also known that implement flow control methods in the volume of the jet engine nozzle of an aircraft (see above), also designed to control the thrust vector and / or effective critical section of the jet engine nozzle. These devices are lighter and more reliable, but, as indicated above, they use significant consumption of high-pressure gas and therefore lead to a significant loss of traction.
С другой стороны, известны устройства, реализующие магнитогазодинамические способы управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата. Так, в рамках концепции «Аякс», кратко рассмотренной в [Brichkin D.I., Kuranov A.L., Sheikin E.G. Scramjet with MHD Control under AJAX Concept. Physical Limitations. AIAA 2001-0381, 39th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2001, Reno NV], на гиперзвуковом летательном аппарате предусмотрено применение МГД-генератора, расположенного во входном устройстве гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, и МГД-ускорителя, расположенного в сверхзвуковой части реактивного сопла, причем как МГД-генератор, так и МГД-ускоритель каждый содержит электромагнит, источник ионизации и пару электродов. В [Macheret S.O., Shneider M.N., Miles R.B. Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam Ionization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.l. Pp.74-81] более подробно анализируется устройство для управления температурой и скоростью набегающего разреженного воздушного потока во входном устройстве гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (т.е. вышеуказанный МГД-генератор). Это устройство управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата содержит, по крайней мере, один электромагнит со сверхпроводящими элементами, расположенный с одной стороны от потока, и, по крайней мере, один источник ионизации, выход которого направлен на поток, а также два секционированных электрода, расположенных по разные стороны от газового потока. В качестве источника ионизации рассмотрен источник высокоэнергетичных электронов, расположенный с той же стороны от потока, что и электромагнит. Источник ионизации создает достаточную для магнитогазодинамического взаимодействия электропроводность во всем сечении газового потока, проходящего через двигатель. Электромагнит создает там же близкое к однородному поперечное к потоку магнитное поле.On the other hand, devices are known that implement magnetogasdynamic methods of controlling flow in the volume of a jet engine of an aircraft. So, within the framework of the Ajax concept, briefly reviewed in [Brichkin DI, Kuranov AL, Sheikin EG Scramjet with MHD Control under AJAX Concept. Physical Limitations. AIAA 2001-0381, 39 th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2001, Reno NV], the use of an MHD generator located in the input device of a hypersonic ramjet engine and an MHD accelerator located in the supersonic part of the jet nozzle is provided on a hypersonic aircraft moreover, both the MHD generator and the MHD accelerator each contain an electromagnet, an ionization source, and a pair of electrodes. In [Macheret SO, Shneider MN, Miles RB Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam Ionization // AIAA Journal. 2002. V. 40. No.l. Pp.74-81] a more detailed analysis of the device for controlling the temperature and speed of the incident rarefied air flow in the input device of a hypersonic ramjet engine (ie the above MHD generator). This device controls the flow in the volume of the jet engine of the aircraft contains at least one electromagnet with superconducting elements located on one side of the stream, and at least one ionization source, the output of which is directed to the stream, as well as two sectioned electrodes located on opposite sides of the gas stream. A source of high-energy electrons located on the same side of the stream as the electromagnet is considered as an ionization source. The ionization source creates sufficient conductivity for magnetogasdynamic interaction in the entire cross section of the gas stream passing through the engine. An electromagnet creates a magnetic field close to uniformly transverse to the flow there.
В результате магнитогазодинамического взаимодействия электропроводный поток тормозится в поперечном магнитном поле, что позволяет оптимизировать характеристики потока под геометрию входного устройства при изменении условий полета (скорость, высота, угол атаки). На электродах формируется электродвижущая сила, что может быть использовано как бортовой источник электроэнергии.As a result of the magnetogasdynamic interaction, the electrically conductive flow is inhibited in a transverse magnetic field, which allows optimizing the flow characteristics for the geometry of the input device when the flight conditions change (speed, altitude, angle of attack). An electromotive force is formed on the electrodes, which can be used as an on-board source of electricity.
Указанное устройство по составу и принципу действия наиболее близко к вновь представленному и принято за прототип.The specified device in composition and principle of action is closest to the newly introduced and adopted as a prototype.
В этом устройстве управление потоком в объеме сопла реактивного двигателя происходит без силовых подвижных элементов, контактирующих с высокотемпературным газовым потоком, и не используются значительные расходы газа высокого давления. Однако это устройство может лишь изменять скорость всего потока, а не отклонять и не сжимать его, и потому оно непригодно для решения поставленных целей - управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей.In this device, the flow control in the volume of the jet engine nozzle occurs without power movable elements in contact with the high-temperature gas flow, and significant high-pressure gas flows are not used. However, this device can only change the speed of the entire flow, and not deflect or compress it, and therefore it is unsuitable for solving the set goals — controlling the thrust vector and the effective critical section of the jet engine nozzle.
Задача изобретения - создание устройства управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата, основанного на магнитогазодинамическом отклонении газового потока, реализующего как всеракурсное управление вектором тяги, так и управление эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей.The objective of the invention is the creation of a device for controlling the flow in the volume of a jet engine of an aircraft, based on the magnetogasdynamic deviation of the gas stream, which implements both the thrust vector control and the effective critical section of the jet nozzle.
Сущность изобретения заключается в устройстве управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, содержащем, как и прототип, по крайней мере, один электромагнит со сверхпроводящими элементами и, по крайней мере, один источник ионизации, выход которого направлен на газовый поток. Это устройство отличается тем, чтоThe essence of the invention lies in a flow control device in the volume of a jet nozzle of an aircraft engine, comprising, like a prototype, at least one electromagnet with superconducting elements and at least one ionization source, the output of which is directed to the gas stream. This device is characterized in that
- источники ионизации в количестве не менее трех расположены по разные стороны от потока,- ionization sources in an amount of at least three are located on opposite sides of the stream,
- выход каждого источника ионизации направлен на критическое сечение сопла реактивного двигателя летательного аппарата,- the output of each ionization source is directed to a critical section of the jet engine nozzle of the aircraft,
- устройство содержит вычислитель, информационно связанный с каждым источником ионизации так, что сигналы с вычислителя могут независимо менять мощности источников ионизации,- the device comprises a computer, informationally connected with each ionization source so that the signals from the computer can independently change the power of the ionization sources,
- сверхпроводящие элементы электромагнита расположены по разные стороны от потока вокруг критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата.- superconducting elements of the electromagnet are located on opposite sides of the flow around the critical section of the jet engine nozzle of the aircraft.
Для формирования обратной связи вычислитель информационно связан, по крайней мере, с двумя датчиками обратной связи, механически связанными со сверхпроводящими элементами электромагнита, причем сигналы с датчиков обратной связи зависят от сил, приложенных к сверхпроводящим элементам. Источниками ионизации преимущественно являются источники электронных пучков.To generate feedback, the computer is informationally connected to at least two feedback sensors mechanically connected to the superconducting elements of the electromagnet, and the signals from the feedback sensors depend on the forces applied to the superconducting elements. Sources of ionization are mainly electron beam sources.
Может также использоваться один (общий на весь поток) или несколько источников добавочных веществ, причем выход такого источника связан с газовым потоком выше критического сечения, для создания в плазменной зоне критического сечения сопла повышенной концентрации добавочных веществ. Для управления подачей добавочных веществ в газовый поток вычислитель информационно связан с каждым из источников добавочных веществ так, что сигналы с вычислителя изменяют расход добавочных веществ.One or several sources of additional substances can also be used (the output of such a source being connected with the gas stream above the critical section to create a nozzle in the plasma zone of the critical section of an increased concentration of additional substances). To control the supply of additional substances to the gas stream, the computer is informatively connected to each of the sources of additional substances so that the signals from the computer change the consumption of additional substances.
Технический результат - надежное и относительно легкое устройство управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, позволяющее с большой скоростью управлять вектором тяги и работать в широком диапазоне режимов полета так, что потеря тяги как за счет нерасчетности сопла, так и в связи с управлением потоком была минимальна.EFFECT: reliable and relatively lightweight flow control device in the volume of a jet nozzle of an aircraft engine, which allows controlling the thrust vector with high speed and working in a wide range of flight modes so that loss of thrust due to nozzle off-design and due to flow control was minimal.
Вышеописанные новые способ и устройство иллюстрируется чертежом, на котором изображен возможный вариант устройства управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата. Это устройство реализует как всеракурсное управление вектором тяги, так и оптимизацию эффективного критического сечения сопла реактивных двигателей.The above-described new method and device is illustrated in the drawing, which shows a possible embodiment of a flow control device in the volume of a jet nozzle of an aircraft engine. This device implements both an all-perspective control of the thrust vector and optimization of the effective critical section of the jet engine nozzle.
На чертеже представлена структурная схема, показывающая поперечное (Фиг.1, а) и продольное (Фиг.1, б) сечения газового потока (1) внутри сопла (2). В его объеме с помощью источников ионизации (3) могут создаваться плазменные зоны потока (4), в которых формируются силы магнитогидродинамического взаимодействия (указаны светлыми стрелками), приложенные, с одной стороны, к плазменным зонам потока (4), с другой стороны, к сверхпроводящим элементам (5) электромагнитной системы. Датчики обратной связи (6) измеряют эти силы и выдают сигналы, которые обеспечивают формирование цепи обратной связи системы управления летательным аппаратом. Источники (7) добавочных веществ организуют вдув (показан пунктирной стрелкой) в плазменные зоны потока (4). Вычислитель (8) в соответствии с управляющими сигналами и с сигналами с датчиков (6) управляет независимо мощностью источников ионизации (3) и расходами источников (7) добавочных веществ.The drawing shows a structural diagram showing a transverse (Figure 1, a) and longitudinal (Figure 1, b) section of the gas stream (1) inside the nozzle (2). In its volume, using ionization sources (3), plasma flow zones (4) can be created in which magnetohydrodynamic interaction forces are formed (indicated by bright arrows), applied, on the one hand, to the plasma zones of the flow (4), on the other hand, superconducting elements (5) of the electromagnetic system. Feedback sensors (6) measure these forces and provide signals that provide the formation of the feedback circuit of the aircraft control system. Sources (7) of additional substances organize blowing (indicated by a dashed arrow) into the plasma zones of the flow (4). The computer (8) in accordance with the control signals and with the signals from the sensors (6) independently controls the power of ionization sources (3) and the flow rates of sources (7) of additional substances.
На чертеже показан вариант включения части источников ионизации, которые создают электронные пучки (обозначенные темными стрелками), формирующие две плазменные зоны потока (4а и 4б) с разной концентрацией плазмы. Кроме того, вдув добавочных веществ в различные плазменные зоны потока может быть также неодинаков. В результате эти зоны характеризуются разной электропроводностью, отчего приложенные к ним силы магнитогидродинамического взаимодействия имеют разную величину. Поэтому газовый поток (показан штриховыми стрелками) может отклоняться в направлении z′ относительно невозмущенного z, а на летательный аппарат (точнее, на сверхпроводящие элементы) будет действовать поворачивающая составляющая силы тяги. Кроме того, происходит силовое сжимающее воздействие на газовый поток, уменьшающее значения площадей поперечного сечения струек газового потока относительно невозмущенных значений. Эффективное критическое сечение газового потока управляемым образом уменьшается относительно невозмущенного. Меняя электропроводность плазменных зон, можно менять силы магнитогидродинамического взаимодействия, приходящиеся на отдельные плазменные зоны, и тем самым управлять ракурсом и углом поворота вектора тяги и обеспечивать оптимизацию газодинамики сопла.The drawing shows an option to include part of the ionization sources that create electron beams (indicated by dark arrows) that form two plasma flow zones (4a and 4b) with different plasma concentrations. In addition, the injection of additional substances into various plasma zones of the flow can also be uneven. As a result, these zones are characterized by different electrical conductivities, which is why the forces of magnetohydrodynamic interaction applied to them have different values. Therefore, the gas flow (shown by dashed arrows) can deviate in the z ′ direction relative to the unperturbed z, and the rotational component of the thrust force will act on the aircraft (more precisely, on superconducting elements). In addition, there is a compressive force on the gas stream, reducing the values of the cross-sectional areas of the jets of the gas stream relative to the unperturbed values. The effective critical section of the gas stream in a controlled manner decreases relative to the unperturbed one. By changing the electrical conductivity of the plasma zones, it is possible to change the magnetohydrodynamic interaction forces attributable to the individual plasma zones, and thereby control the angle and angle of rotation of the thrust vector and provide optimization of the nozzle gas dynamics.
Для управления только критическим сечением может быть достаточно одного источника ионизации, формирующего плазму во всем сечении потока, тогда как для всеракурсного управления вектором тяги плазменных зон должно быть не менее трех: только при этом условии отклонение газового потока может обеспечить всеракурсное управление вектором тяги.To control only the critical cross section, only one ionization source forming the plasma in the entire cross section of the flow can be sufficient, while for the all-aspect control of the thrust vector of the plasma zones there must be at least three: only under this condition can the deviation of the gas flow provide all-round control of the thrust vector.
Возможность реализации данного изобретения обоснована тем, что для его применения достаточно использовать технические устройства, характеристики которых не выходят за пределы уже достигнутых. Действительно, электродвижущая сила, возникающая при движении со скоростью v проводящей среды в магнитном поле В, равнаThe possibility of implementing this invention is justified by the fact that for its application it is enough to use technical devices whose characteristics do not go beyond the already achieved. Indeed, the electromotive force arising from the motion of a conducting medium at a speed v in a magnetic field B is
плотность тока с учетом эффекта Холлаcurrent density taking into account the Hall effect
здесь ωτ - параметр Холла, ω - циклотронная частота, τ - время свободного пробега электрона между рассеяниями, σ - электропроводность плазмы, которую можно оценить какhere ωτ is the Hall parameter, ω is the cyclotron frequency, τ is the electron mean free path between scattering, σ is the plasma conductivity, which can be estimated as
здесь е - заряд электрона, mе - его масса, nе - электронная концентрация, которую при преобладании в плазме трехчастичной рекомбинации при третьей частице - электроне можно оценить из соотношения баланса рождения и гибели электроновhere e is the electron charge, m e is its mass, n e is the electron concentration, which, when three-particle recombination predominates in the plasma with the third particle - electron, can be estimated from the ratio of the balance of electron production and death
где 
Q - удельная мощность энерговклада пучка в плазму,Q is the specific power of the energy input of the beam into the plasma,
qe - цена электрона.q e is the price of an electron.
Обеспечить преобладание такого механизма гибели электронов можно, например, добавляя в поток вещества, дающие при температуре реактивной газовой струи атомарные ионы (например, пары свинца) [Knewstubb P.F., Sugden T.M. Ionization Produced by Compounds of Lead in Flames // Research Correspondence (London), 1956, V.9, A1-6]. Доля таких атомов в потоке невелика: она должна быть больше необходимой степени ионизации, которая составляет лишь 10-3...10-5.This mechanism of electron death can predominate, for example, by adding substances that produce atomic ions (for example, lead vapors) at a temperature of a reactive gas jet [Knewstubb PF, Sugden TM Ionization Produced by Compounds of Lead in Flames // Research Correspondence (London) , 1956, V.9, A1-6]. The fraction of such atoms in the flow is small: it should be greater than the required degree of ionization, which is only 10 -3 ... 10 -5 .
Сила магнитогидродинамического взаимодействия, действующая на поток, равнаThe force of the magnetohydrodynamic interaction acting on the flow is
а относительное изменение скорости, приобретенное потоком под ее действием, -and the relative change in speed acquired by the flow under its action is
где ρ - плотность потока,where ρ is the flux density,
Х - длина (вдоль потока) части объема с магнитным полем и повышенной ионизацией.X is the length (along the flow) of the part of the volume with a magnetic field and increased ionization.
Например, при давлении р=3 атм., v=1000, Т=2000 К, В=8 Тл, суммарной мощности электронного пучка W=30 кВт, распределенной по объему V=50000 см3, длиной Х=40 см, можно получить оценкуFor example, at a pressure of p = 3 atm, v = 1000, T = 2000 K, B = 8 T, the total power of the electron beam W = 30 kW, distributed over the volume V = 50,000 cm 3 , length X = 40 cm, you can get assessment
т.е. угол поворота потока составляет 30°.those. flow angle is 30 °.
Соответствующая сила отдачи - поперечная составляющая силы тяги -The corresponding recoil force - the transverse component of the traction force -
Отметим, что в окрестности критического сечения сопла одновременно присутствуют и высокая температура, облегчающая ионизацию, и достаточно высокая скорость потока, позволяющая проявиться магнитогазодинамическому взаимодействию. Выше по потоку температура несколько выше, но существенно ниже скорость потока. Ниже по потоку несколько выше скорость, однако сильно спадает температура. Это свидетельствует о желательности выбора окрестности критического сечения в качестве области организации магнитогазодинамического управления потоком.Note that in the vicinity of the critical section of the nozzle, there is simultaneously a high temperature that facilitates ionization and a sufficiently high flow rate, which allows the manifestation of magnetogasdynamic interaction. Upstream, the temperature is slightly higher, but the flow rate is significantly lower. Downstream, the speed is slightly higher, but the temperature drops very much. This indicates the desirability of choosing a neighborhood of the critical section as the area of organization of the magnetogasdynamic flow control.
Согласно оценкам [Chapman J., Schmidt H., Ruoff R., Chandrasekhar V., Dikin D., Litchford R. Flightweight Magnets for Space Application Using Carbon Nanotubes // Proc. 41-st AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2003. Reno NV: AIAA, 2003. - 44 pp.(AIAA 2003-0330) (NASA-TP-2003-212342)] для близкой по характеристикам сверхпроводящей магнитной системы, ее масса с учетом силовой оболочки и теплоизоляции при выполнении на основе известных сверхпроводников составляет не более 250 кг, а с учетом перспектив применения нанотехнологий - порядка 25 кг.According to estimates [Chapman J., Schmidt H., Ruoff R., Chandrasekhar V., Dikin D., Litchford R. Flightweight Magnets for Space Application Using Carbon Nanotubes // Proc. 41-st AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2003. Reno NV: AIAA, 2003. - 44 pp. (AIAA 2003-0330) (NASA-TP-2003-212342)] for a superconducting magnetic system that is similar in characteristics, its mass, taking into account the power shell and thermal insulation when executed on the basis of known superconductors is not more than 250 kg, and taking into account the prospects for the use of nanotechnology - about 25 kg.
Источники ионизации указанного уровня мощности также являются далеко не рекордными устройствами, которые для летательных аппаратов в принципе могут быть сделаны достаточно легкими (порядка 100 кг). Например, в [Коротеев А.С.О возможности использования неравновесной плазмы для снижения радиовидимости летательных аппаратов // Полет, 12.2001 г.] указано, что разработаны бортовые ускорители мощностью от нескольких киловатт до сотен киловатт с энергией электронов пучка от десятков кэВ до 1 МэВ. Питание ускорителей обеспечивалось от высоковольтных трансформаторно-выпрямительных блоков, размещенных в сосудах повышенного давления, заполненных элегазом. Кроме того, были созданы простые, компактные и надежные системы вывода электронного пучка, которые дали возможность получать в атмосфере мощные и хорошо управляемые пучки, а параметры этих систем делают их пригодными для размещения на летательных аппаратах. Как известно, энерговооруженность и грузоподъемность современных летательных аппаратов намного перекрывает указанный уровень.Ionization sources of the indicated power level are also far from record devices that, in principle, for aircraft can be made quite light (about 100 kg). For example, in [Koroteev AS, On the Possibility of Using Nonequilibrium Plasma to Reduce the Radio Visibility of Aircraft // Polet, 12.2001], it is indicated that airborne accelerators with a power from several kilowatts to hundreds of kilowatts with beam electron energies from tens of keV to 1 MeV have been developed . The accelerators were powered from high-voltage transformer-rectifier units placed in pressure vessels filled with SF6 gas. In addition, simple, compact and reliable electron beam extraction systems were created that made it possible to obtain powerful and well-controlled beams in the atmosphere, and the parameters of these systems make them suitable for placement on aircraft. As you know, the power and carrying capacity of modern aircraft far exceeds the specified level.
Т.о., имеется принципиальная возможность реализации данного комплекса изобретений.Thus, there is a fundamental possibility of implementing this complex of inventions.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006128785/11A RU2323137C1 (en) | 2006-08-08 | 2006-08-08 | Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006128785/11A RU2323137C1 (en) | 2006-08-08 | 2006-08-08 | Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2323137C1 true RU2323137C1 (en) | 2008-04-27 |
Family
ID=39453074
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006128785/11A RU2323137C1 (en) | 2006-08-08 | 2006-08-08 | Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2323137C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105422401A (en) * | 2015-12-08 | 2016-03-23 | 南京航空航天大学 | Jet flow thrust vector device based on plasma flow control |
| CN109779781A (en) * | 2019-03-15 | 2019-05-21 | 常熟理工学院 | The magnetic fluid for improving pulse detonation engine thrust controls jet pipe |
| RU2711005C1 (en) * | 2018-11-21 | 2020-01-14 | Андрей Андреевич Бычков | Electric jet engine |
| CN110879603A (en) * | 2019-12-09 | 2020-03-13 | 国网安徽省电力有限公司检修分公司 | Anti-recoil control method and system for unmanned aerial vehicle and storage medium |
| RU2758022C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-10-25 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle |
| CN114954920A (en) * | 2022-03-14 | 2022-08-30 | 南京航空航天大学 | Arc discharge exciter device with variable airflow flowing direction and working method |
-
2006
- 2006-08-08 RU RU2006128785/11A patent/RU2323137C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| MACHERET S.O., SHNEIDER M.N., MILES R.B. Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam ionization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.1. Pp.74-81. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105422401A (en) * | 2015-12-08 | 2016-03-23 | 南京航空航天大学 | Jet flow thrust vector device based on plasma flow control |
| CN105422401B (en) * | 2015-12-08 | 2018-03-13 | 南京航空航天大学 | A kind of liquid-jet hammer device based on plasma flow control |
| RU2711005C1 (en) * | 2018-11-21 | 2020-01-14 | Андрей Андреевич Бычков | Electric jet engine |
| CN109779781A (en) * | 2019-03-15 | 2019-05-21 | 常熟理工学院 | The magnetic fluid for improving pulse detonation engine thrust controls jet pipe |
| CN109779781B (en) * | 2019-03-15 | 2020-06-02 | 常熟理工学院 | Magnetic fluid control spray pipe for improving thrust of pulse detonation engine |
| CN110879603A (en) * | 2019-12-09 | 2020-03-13 | 国网安徽省电力有限公司检修分公司 | Anti-recoil control method and system for unmanned aerial vehicle and storage medium |
| CN110879603B (en) * | 2019-12-09 | 2022-11-25 | 国网安徽省电力有限公司检修分公司 | Anti-recoil control method and system for unmanned aerial vehicle and storage medium |
| RU2758022C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-10-25 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle |
| CN114954920A (en) * | 2022-03-14 | 2022-08-30 | 南京航空航天大学 | Arc discharge exciter device with variable airflow flowing direction and working method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8006939B2 (en) | Over-wing traveling-wave axial flow plasma accelerator | |
| US8242404B2 (en) | Systems and methods for plasma jets | |
| RU2323137C1 (en) | Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine | |
| US20180187660A1 (en) | Magnetic gas engine and method of extracting work | |
| Bityurin et al. | MHD flow control in hypersonic flight | |
| US20040011917A1 (en) | Shock wave modification via shock induced ion doping | |
| Kai et al. | Experimental study on plasma jet deflection and energy extraction with MHD control | |
| Wu et al. | Approximate analysis of thrust vector control by fluid injection | |
| US20220090560A1 (en) | Helicon yield plasma electromagnetic ram-scramjet drive rocket ion vector engine | |
| CN110056491A (en) | A kind of carbon nano pipe array thruster | |
| Riggins et al. | Hypersonic flow control using upstream focused energy deposition | |
| Kai et al. | Numerical and experimental investigation of plasma plume deflection with MHD flow control | |
| Miles et al. | Plasma-enhanced, hypersonic performance enabled by MHD power extraction | |
| Kai et al. | Experimental investigation on plasma jet deflection with magnetic fluid control based on PIV measurement | |
| Petit et al. | MHD hypersonic flow control for aerospace applications | |
| RU2138668C1 (en) | Hybrid air-jet magnetogasdynamic engine | |
| Blankson et al. | Hypersonic engine using MHD energy bypass with a conventional turbojet | |
| Sun et al. | Experiment investigation of plasma plume deflection with MHD | |
| Lineberry et al. | MHD accelerator for hypersonic applications | |
| Zhang et al. | Progress in hypersonic inlet flow controls by magnetohydrodynamic | |
| Kuo | Shock wave modification by a plasma spike: experiment and theory | |
| Boulos et al. | Plasma in the Aerospace Industry | |
| Simmons et al. | Overview of the NASA MARIAH project and summary of technical results | |
| Schneider | Annular MHD Physics for Turbojet Energy Bypass | |
| Kai et al. | Experiment of gas plasma plume deflection by magnetic control |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080809 |